JP4303441B2

JP4303441B2 - Airplane wing piping assembly method

Info

Publication number: JP4303441B2
Application number: JP2002026627A
Authority: JP
Inventors: 謙一後藤; 俊彰藤井
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2002-02-04
Filing date: 2002-02-04
Publication date: 2009-07-29
Anticipated expiration: 2022-02-04
Also published as: JP2003226296A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、コード方向に延びてスパン方向に並置される複数の隔壁と、隣接する隔壁間の翼表面に形成された複数のアクセスホールを覆う複数のアクセスパネルとを備える飛行機の主翼の内部に、前記隔壁を貫通してスパン方向に延びる翼内配管を組み付けるための方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
飛行機の主翼の内部に配置された燃料タンクには燃料供給系の翼内配管やベント系の翼内配管が設けられており、これらの翼内配管は主翼のスパン方向に延びる長尺の部材であるため、その全体を主翼の翼面に設けたアクセスホールから一度に組み付けることは不可能である。そこで従来は、長尺の翼内配管を複数に分割し、分割した各々の配管を主翼の翼面に設けた複数のアクセスホールから挿入した後に、主翼の内部でジョイントにより一体に結合していた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、主翼の内部で複数の配管を結合する作業を小さなアクセスホールを通して行うことは困難であり、多大の労力および時間を必要とするだけでなく、結合部のシールの信頼性が低下して燃料漏れやエアー漏れが発生する虞があった。これを回避するためにアクセスホールを大型化したり数を増やしたりすると、重量の増加や空気抵抗の増加が発生する問題がある。
【０００４】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、飛行機の主翼の内部に翼内配管を組み付ける作業を容易かつ確実に行うことを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、コード方向に延びてスパン方向に並置される複数の隔壁と、隣接する隔壁間の翼表面に形成された複数のアクセスホールを覆う複数のアクセスパネルとを備える飛行機の主翼の内部に、前記隔壁を貫通してスパン方向に延びる翼内配管を組み付けるための方法であって、予め複数本のパイプ材をジョイントで一直線状に一体化した翼内配管を、翼表面に対して略垂直方向に配置される最も翼端側の隔壁に設けたアクセスホールからスパン方向に挿入して所定位置に固定することを特徴とする飛行機の翼内配管組付方法が提案される。
【０００６】
上記構成によれば、予め複数本のパイプ材をジョイントで一直線状に一体化した翼内配管を翼表面に対して略垂直方向に配置される最も翼端側の隔壁に設けたアクセスホールからスパン方向に挿入して所定位置に固定するので、複数に分割した配管を主翼の内部で結合する作業を減らして作業性を大幅に向上させることが可能となり、また作業性の向上により翼内配管の信頼性を高めて燃料漏れやエアー漏れの発生を防止することができる。しかも翼表面に設けられるアクセスホールを小型化したり数を減少させたりすることができるので、重量の軽減や空気抵抗の軽減にも寄与することができる。
【０００７】
尚、実施例のベントライン５７は本発明の翼内配管に対応し、実施例の左主翼ＷＬおよび右主翼ＷＲは本発明の主翼に対応する。
【０００８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【０００９】
図１〜図５は本発明の一実施例を示すもので、図１は飛行機のエンジンへの燃料供給系を示す図、図２は図１の２部拡大図、図３は飛行機の燃料タンクのベント系を示す図、図４は図３の４部拡大図、図５は図４の４−４線拡大断面図である。
【００１０】
図１および図２に示すように、飛行機の左右の主翼ＷＬ，ＷＲに搭載されたエンジンＥ，Ｅに燃料を供給する燃料供給系は、胴体に設けられた胴体内燃料タンクＴＦと、左右の主翼ＷＬ，ＷＲの間に設けられた中央翼内燃料タンクＴＣと、左主翼ＷＬに設けられた左翼内燃料タンクＴＬと、右主翼ＷＲに設けられた右翼内燃料タンクＴＲと、左主翼ＷＬに設けられた左コレクタタンクＴＣＬと、右主翼ＷＲに設けられた右コレクタタンクＴＣＲとを備える。胴体内燃料タンクＴＦは相互に連通する四つの区画１１ａ，１１ｂ，１１ｃ，１１ｄを有しており、そのうちの一つの区画１１ｄに燃料供給口１２が接続される。中央翼内燃料タンクＴＣは二つの区画１３ａ，１３ｂを有しており、後側の区画１３ｂは胴体内燃料タンクＴＦの前側の二つの区画１１ａ，１１ｂにそれぞれ連通通路１４，１４で接続され、それらの連通通路１４，１４に胴体内燃料タンクＴＦから中央翼内燃料タンクＴＣへの燃料の移動を許容して逆方向の燃料の移動を規制するフラッパーバルブ１５，１５が設けられる。中央翼内燃料タンクＴＣには、後側の区画１３ｂから前側の区画１３ａへの燃料の移動を許容して逆方向の燃料の移動を規制するフラッパーバルブ１６…が設けられる。
【００１１】
左主翼ＷＬの燃料供給系および右主翼ＷＲの燃料供給系は実質的に同一の構造であるため、以下、主として左主翼ＷＬの燃料供給系の構造を説明する。
【００１２】
インテグラルタンクよりなる左翼内燃料タンクＴＬは、翼端側に位置する翼端側燃料タンク１７と、翼根側に位置する翼根側燃料タンク１９と、翼端側燃料タンク１７および翼根側燃料タンク１９の間に位置する中央燃料タンク１８とに区画され、翼根側燃料タンク１９に接するように左コレクタタンクＴＣＬが設けられ、翼根側燃料タンク１９および左コレクタタンクＴＣＬ間に、翼根側燃料タンク１９から左コレクタタンクＴＣＬへの燃料の移動を許容して逆方向の燃料の移動を規制する１個のフラッパーバルブ４５が設けられる。翼端側燃料タンク１７および中央燃料タンク１８の間に、翼端側燃料タンク１７から中央燃料タンク１８への燃料の移動を許容して逆方向の燃料の移動を規制する２個のフラッパーバルブ２０，２０が設けられ、中央燃料タンク１８および翼根側燃料タンク１９の間に、中央燃料タンク１８から翼根側燃料タンク１９への燃料の移動を許容して逆方向の燃料の移動を規制する２個のフラッパーバルブ２１，２１が設けられる。
【００１３】
中央翼内燃料タンクＴＣの前側の区画１３ａからスパン方向に延びる燃料補給通路２２が左翼内燃料タンクＴＬの翼端側燃料タンク１７に達しており、その入り口に遠心ポンプよりなる燃料補給ポンプ２３が設けられ、その中間部に中央翼内燃料タンクＴＣから翼端側燃料タンク１７への燃料の移動を許容して逆方向の燃料の移動を規制するチェックバルブ２４が設けられる。左コレクタタンクＴＣＬとエンジンＥとが燃料供給通路２５で接続されており、燃料供給通路２５の上流端にジェットポンプよりなるメインポンプ２６が設けられ、その下流側にチェックバルブ２７、シャットオフバルブ２９およびギヤポンプよりなるエンジンポンプ３０が設けられる。エンジンポンプ３０から延びる燃料戻し通路３１が、シャットオフバルブ３２を介して前記メインポンプ２６に接続される。左コレクタタンクＴＣＬの内部に配置された遠心ポンプよりなるサブポンプ３３が燃料供給通路２５に接続される。左右の主翼ＷＬ，ＷＲの燃料供給通路２５，２５どうしがシャットオフバルブ４４を有する連通通路３４で接続される。
【００１４】
左翼内燃料タンクＴＬの翼端側燃料タンク１７、中央燃料タンク１８および翼根側燃料タンク１９に、ジェットポンプよりなる翼端側燃料ポンプ３５、中央燃料ポンプ３６および翼根側燃料ポンプ３７がそれぞれ配置される。燃料供給通路２５から分岐する燃料戻し通路３８が翼端側燃料ポンプ３５、中央燃料ポンプ３６および翼根側燃料ポンプ３７に接続され、翼端側燃料ポンプ３５、中央燃料ポンプ３６および翼根側燃料ポンプ３７が燃料移送通路３９，４０，４１で左コレクタタンクＴＣＬに接続される。翼端側燃料ポンプ３５および中央燃料ポンプ３６は、好ましくは翼端側燃料タンク１７および中央燃料タンク１８の翼端寄りの位置に配置され、翼根側燃料ポンプ３７は、好ましくは翼根側燃料タンク１９の翼根寄りの位置に配置される。
【００１５】
次に、図３〜図５に基づいて燃料タンクのベント系の構造を説明する。尚、左主翼ＷＬのベント系および右主翼ＷＲのベント系は実質的に同一の構造であるため、以下、主として左主翼ＷＬのベント系の構造を説明する。
【００１６】
胴体内燃料タンクＴＦの上部空間は、フロートバルブ５１，５１およびベントライン５２，５２を介して大気に連通する。中央翼内燃料タンクＴＣの前側の区画１３ａの上部空間は、チェックバルブよりなるバキュームリリーフバルブ５３およびプレッシャリリーフバルブ５４を介して大気に連通する。胴体内燃料タンクＴＦの上部空間と中央翼内燃料タンクＴＣの後側の区画１３ｂの上部空間とは、一対のタンク間相互接続ライン５５，５５を介して連通する。
【００１７】
左主翼ＷＬ内にタンク間相互接続ライン５６がスパン方向に配置されており、その内端の連通口５６ａは中央翼内燃料タンクＴＣの前側の区画１３ａの上部空間に開口し、その外端の連通口５６ｂは左翼内燃料タンクＴＬの翼端側燃料タンク１７の上部空間に開口する。また左翼内燃料タンクＴＬにベントライン５７がスパン方向に配置されており、その内端には翼根側燃料タンク１９の上部空間に位置するフロートバルブ５８が配置され、その外端には翼端側燃料タンク１７の上部空間に位置するフロートバルブ５９が配置される。翼端側のフロートバルブ５９に近いベントライン５７から分岐する分岐ライン６０は、落雷による火災を防止するためのフレームアレスタ６１を介して、左主翼ＷＬの下面に設けたエアスクープ６２に連通する。
【００１８】
左翼内燃料タンクＴＬの内部は、左主翼ＷＬのリブを構成する、コード方向に延びてスパン方向に並置された複数の隔壁６３ａ〜６３ｇで仕切られており、タンク間相互接続ライン５６は最も翼端側の隔壁６３ａを除く隔壁６３ｂ〜６３ｇを貫通し、ベントライン５７は最も翼端側の隔壁６３ａを除く隔壁６３ｂ〜６３ｆを貫通する。隣接する隔壁６３ａ〜６３ｇの間には、燃料供給系やベント系の組み立てやメンテナンスのために左主翼ＷＬの下面に設けたアクセスホールを開閉するアクセスパネル６４ａ〜６４ｆが設けられる。翼表面に対して略垂直方向に配置される最も翼端側の隔壁６３ａには円形のアクセスホール６５が設けられており、このアクセスホール６５はボルト６６…で着脱されるアクセスパネル６７で開閉される。
【００１９】
ベントライン５７は８本のパイプ材５７ａ〜５７ｈをジョイント６８…で一体に結合してなり、図示せぬクランプで左翼内燃料タンクＴＬの内部に固定される。８本のパイプ材５７ａ〜５７ｈのうちの両端のパイプ材５７ａ，５７ｈは屈曲しているが、内側の６本のパイプ材５７ｂ〜５７ｇは一直線に接続される。そして最も翼端側の隔壁６３ａに設けられたアクセスホール６５は、一直線に接続された６本のパイプ材５７ｂ〜５７ｇの軸線Ｌ上に位置している。
【００２０】
次に、上記構成を備えた本発明の実施例の作用を説明する。
【００２１】
燃料供給口１２から供給された燃料は、胴体内燃料タンクＴＦの四つの区画１１ａ〜１１ｄを満たし、連通通路１４，１４およびフラッパーバルブ１５，１５を経て中央翼内燃料タンクＴＣの後側の区画１３ｂに流入し、そこからフラッパーバルブ１６…を介して前側の区画１３ａに流入する。中央翼内燃料タンクＴＣの前側の区画１３ａの燃料は、燃料補給ポンプ２３により燃料補給通路２２のチェックバルブ２４を介して左翼内燃料タンクＴＬの翼端側燃料タンク１７に供給され、そこからフラッパーバルブ２０，２０を介して中央燃料タンク１８に供給され、そこから更にフラッパーバルブ２１，２１を介して翼根側燃料タンク１９に供給され、そこからフラッパーバルブ４５を介して左コレクタタンクＴＣＬに供給され、全ての燃料タンクに燃料が満たされる。
【００２２】
尚、燃料補給ポンプ２３は、左翼内燃料タンクＴＬに最初に燃料を供給するときだけでなく、エンジンＥが左翼内燃料タンクＴＬの燃料を消費するのに応じて作動する。具体的には、左翼内燃料タンクＴＬ内の最も低い位置にある翼根側燃料タンク１９に、設けたフロートスイッチ４２がオフすると、燃料補給ポンプ２３が作動して翼端側燃料タンク１７に燃料を供給し、最も高い位置にある翼端側燃料タンク１７に、設けたフロートスイッチ４３がオフすると、燃料補給ポンプ２３が作動を停止して燃料の供給を停止する。
【００２３】
左翼内燃料タンクＴＬの翼端側燃料タンク１７、中央燃料タンク１８および翼根側燃料タンク１９内の燃料は翼端側燃料ポンプ３５、中央燃料ポンプ３６および翼根側燃料ポンプ３７により燃料移送通路３９，４０，４１を介して左コレクタタンクＴＣＬに供給される。左コレクタタンクＴＣＬ内の燃料はメインポンプ２６により燃料供給通路２５に圧送され、チェックバルブ２７、シャットオフバルブ２９およびエンジンポンプ３０を介してエンジンＥに供給される。エンジンポンプ３０はエンジンＥに所定量の燃料を所定圧力で供給するもので、余剰となった燃料が燃料戻し通路３１を介してメインポンプ２６に戻され、ジェットポンプよりなるメインポンプ２６を作動させる。メインポンプ２６が吐出した燃料の一部は、燃料供給通路２５から分岐する燃料戻し通路３８を介して翼端側燃料ポンプ３５、中央燃料ポンプ３６および翼根側燃料ポンプ３７に供給され、ジェットポンプよりなる翼端側燃料ポンプ３５、中央燃料ポンプ３６および翼根側燃料ポンプ３７を作動させる。
【００２４】
尚、エンジンポンプ３０が未だ作動していないエンジンＥの始動時や、メインポンプ２６の故障時にはサブポンプ３３が作動し、エンジンＥへの燃料の供給と作動用燃料の供給とが賄われる。また左右の主翼ＷＬ，ＷＲの燃料供給系の一方が故障した場合、左右の燃料供給通路２５，２５を接続する連通通路３４に設けたシャットオフバルブ４４を開弁することで、燃料供給系が故障した側のエンジンＥに燃料を供給することができる。
【００２５】
胴体内燃料タンクＴＦ、中央翼内燃料タンクＴＣ、左翼内燃料タンクＴＬ、右翼内燃料タンクＴＲに燃料を供給するとき、左翼内燃料タンクＴＬおよび右翼内燃料タンクＴＲから燃料により押し出された空気は、開弁したフロートバルブ５８，５８；５９，５９からベントライン５７，５７、分岐ライン６０，６０およびエアスクープ６２，６２を介して大気に排出され、胴体内燃料タンクＴＦおよび中央翼内燃料タンクＴＣから燃料により押し出された空気は、開弁したフロートバルブ５１，５１からベントライン５２，５２を介して大気に排出される。
【００２６】
またエンジンＥ，Ｅの運転により胴体内燃料タンクＴＦ、中央翼内燃料タンクＴＣ、左翼内燃料タンクＴＬおよび右翼内燃料タンクＴＲの燃料が減少すると、エアスクープ６２，６２から取り入れた空気が分岐ライン６０，６０、ベントライン５７，５７および開弁したフロートバルブ５８，５８；５９，５９を経て左翼内燃料タンクＴＬおよび右翼内燃料タンクＴＲに供給され、またベントライン５２，５２および開弁したフロートバルブ５１，５１を経て胴体内燃料タンクＴＦおよび中央翼内燃料タンクＴＣに供給され、燃料タンク内に負圧が発生することが防止される。燃料タンク内の燃料の液面が高まると、フロートバルブ５１，５１；５８，５８；５９，５９が閉弁してベントライン５２，５２；５７，５７からの燃料の流出を防止する。
【００２７】
燃料の供給中あるいはエンジンＥ，Ｅの運転中に胴体内燃料タンクＴＦ、中央翼内燃料タンクＴＣ、左翼内燃料タンクＴＬおよび右翼内燃料タンクＴＲに発生した圧力の不均衡は、タンク間相互接続ライン５５，５５；５６，５６を介して空気が行き来することで補償される。また何らかの原因で過剰な低圧や過剰な高圧が発生した場合には、バキュームリリーフバルブ５３あるいはプレッシャリリーフバルブ５４が開弁して燃料タンクの破損を防止する。
【００２８】
さて、ベントライン５７を左主翼ＷＬ内に組み付けるとき、ベントライン５７を構成する８本のパイプ材５７ａ〜５７ｈのうち、一直線上に整列する内側の６本のパイプ材５７ｂ〜５７ｇを予めジョイント６８…で結合して組み立てておき、それを最も翼端側の隔壁６３ａに設けらたアクセスホール６５から挿入して隔壁６３ｂ〜６３ｆを貫通させる。続いて、アクセスパネル６４ａを取り外した開口から挿入した翼端側のパイプ材５７ａおよび分岐ライン６０を隣接するパイプ材５７ｂに組み付けるとともに、アクセスパネル６４ｆを取り外した開口から挿入した翼燃側のパイプ材５７ｈを隣接するパイプ材５７ｇに組み付ける。更に、アクセスパネル６４ａ〜６４ｆを取り外した開口を通して、ベントライン５７を左翼内燃料タンクＴＬに固定する。そして最後に、翼下面のアクセスパネル６４ａ〜６４ｆを固定し、また翼端側の隔壁６３ａのアクセスパネル６７を固定し、その外側に翼端部材６９を固定してベントライン５７の組み付けを完了する。
【００２９】
以上のように、長尺のベントライン５７の直線部分を構成する６本のパイプ材５７ｂ〜５７ｇを予め組み立てておき、それを翼端のアクセスホール６５から挿入して組み付けるので、それらパイプ材５７ｂ〜５７ｇを翼下面のアクセスパネル６４ａ〜６４ｆを取り外した開口を通して組み付ける場合に比べて作業性が大幅に向上し、しかも作業性の向上により結合部のシールの信頼性が高められてエアー漏れの発生が防止される。更に、翼下面のアクセスパネル６４ａ〜６４ｆを小型化し、かつ数を減少さることができるので、重量の軽減や空気抵抗の軽減にも寄与することができる。
【００３０】
以上、本発明の実施例を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００３１】
例えば、実施例では翼内配管としてベントライン５７を例示したが、本発明はベント系のタンク間相互接続ラインや燃料供給系の燃料通路等の任意の翼内配管に対しても適用することができる。
【００３２】
【発明の効果】
以上のように請求項１に記載された発明によれば、予め複数本のパイプ材をジョイントで一直線状に一体化した翼内配管を翼表面に対して略垂直方向に配置される最も翼端側の隔壁に設けたアクセスホールからスパン方向に挿入して所定位置に固定するので、複数に分割した配管を主翼の内部で結合する作業を減らして作業性を大幅に向上させることが可能となり、また作業性の向上により翼内配管の信頼性を高めて燃料漏れやエアー漏れの発生を防止することができる。しかも翼表面に設けられるアクセスホールを小型化したり数を減少させたりすることができるので、重量の軽減や空気抵抗の軽減にも寄与することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】飛行機のエンジンへの燃料供給系を示す図
【図２】図１の２部拡大図
【図３】飛行機の燃料タンクのベント系を示す図
【図４】図３の４部拡大図
【図５】図４の５−５線拡大断面図
【符号の説明】
５７ベントライン（翼内配管）
５７ｂ〜５７ｇパイプ材
６３ａ最も翼端側の隔壁
６３ｂ〜６３ｆ隔壁
６４ａ〜６３ｆアクセスパネル
６５アクセスホール
６８ジョイント
ＷＬ左主翼（主翼）
ＷＲ右主翼（主翼）[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
According to the present invention, an aircraft main wing includes a plurality of partition walls extending in a cord direction and juxtaposed in a span direction, and a plurality of access panels covering a plurality of access holes formed on a wing surface between adjacent partition walls. And a method for assembling an in-blade pipe extending in the span direction through the partition wall.
[0002]
[Prior art]
The fuel tank located inside the main wing of the airplane is provided with wing pipes for the fuel supply system and vent system, and these wing pipes are long members that extend in the span direction of the main wing. Therefore, it is impossible to assemble the whole at once from the access hole provided on the wing surface of the main wing. Therefore, conventionally, a long wing pipe is divided into a plurality of parts, and each divided pipe is inserted through a plurality of access holes provided on the wing surface of the main wing, and then integrally joined by a joint inside the main wing. .
[0003]
[Problems to be solved by the invention]
However, it is difficult to connect a plurality of pipes inside the main wing through a small access hole, which not only requires a great deal of labor and time, but also reduces the reliability of the seal at the connecting portion. There was a risk of leakage or air leakage. If the access hole is enlarged or the number is increased to avoid this, there is a problem that an increase in weight and an increase in air resistance occur.
[0004]
The present invention has been made in view of the above-described circumstances, and an object of the present invention is to easily and reliably perform the operation of assembling the wing piping inside the main wing of an airplane.
[0005]
[Means for Solving the Problems]
To achieve the above object, according to the first aspect of the present invention, a plurality of partition walls extending in the cord direction and juxtaposed in the span direction, and a plurality of accesses formed on the blade surface between adjacent partition walls. inside the airplane wing and a plurality of access panels covering the hole, said a method for the partition wall through the assembly of the blades in the pipe extending in the span direction, advance one straight plurality of the pipe to a joint The in-blade piping integrated in a shape is inserted in the span direction from the access hole provided in the bulkhead on the most blade end side arranged substantially perpendicular to the blade surface, and fixed in place. An airplane wing piping assembly method is proposed.
[0006]
According to the above configuration, the access holes provided in the most tip side of the partition wall is disposed substantially vertically in advance ala pipe integrated plurality of pipe members to one linearly at the joint relative to the wing surface Because it is inserted in the span direction and fixed in place, it is possible to greatly improve workability by reducing the work of joining multiple divided pipes inside the main wing. Therefore, the occurrence of fuel leakage and air leakage can be prevented. In addition, since the access holes provided on the blade surface can be reduced in size and number, the weight can be reduced and the air resistance can be reduced.
[0007]
The vent line 57 of the embodiment corresponds to the in-wing piping of the present invention, and the left main wing WL and the right main wing WR of the embodiment correspond to the main wing of the present invention.
[0008]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described based on examples of the present invention shown in the accompanying drawings.
[0009]
1 to 5 show an embodiment of the present invention. FIG. 1 is a view showing a fuel supply system to an airplane engine, FIG. 2 is an enlarged view of a part 2 in FIG. 1, and FIG. 3 is an airplane fuel tank. FIG. 4 is an enlarged view of part 4 of FIG. 3, and FIG. 5 is an enlarged sectional view taken along line 4-4 of FIG.
[0010]
As shown in FIGS. 1 and 2, a fuel supply system for supplying fuel to engines E and E mounted on the left and right main wings WL and WR of an airplane includes a fuselage fuel tank TF provided on the fuselage, A central wing fuel tank TC provided between the main wings WL and WR, a left wing fuel tank TL provided on the left main wing WL, a right wing fuel tank TR provided on the right main wing WR, and a left main wing WL A left collector tank TCL provided and a right collector tank TCR provided on the right main wing WR are provided. The fuselage fuel tank TF has four compartments 11a, 11b, 11c, and 11d communicating with each other, and the fuel supply port 12 is connected to one of the compartments 11d. The central wing fuel tank TC has two compartments 13a and 13b, and the rear compartment 13b is connected to the two compartments 11a and 11b on the front side of the fuselage fuel tank TF through communication passages 14 and 14, respectively. Flapper valves 15 and 15 are provided in the communication passages 14 and 14 to permit the movement of fuel from the fuselage fuel tank TF to the central wing fuel tank TC and restrict the movement of fuel in the reverse direction. The central wing fuel tank TC is provided with flapper valves 16 that allow fuel to move from the rear compartment 13b to the front compartment 13a and restrict the movement of fuel in the reverse direction.
[0011]
Since the fuel supply system of the left main wing WL and the fuel supply system of the right main wing WR have substantially the same structure, the structure of the fuel supply system of the left main wing WL will be mainly described below.
[0012]
The left wing fuel tank TL formed of an integral tank includes a wing tip side fuel tank 17 located on the wing tip side, a wing root side fuel tank 19 located on the wing root side, a wing tip side fuel tank 17 and a blade root side. The left collector tank TCL is provided so as to be in contact with the blade root side fuel tank 19 and is divided between the blade root side fuel tank 19 and the left collector tank TCL. One flapper valve 45 is provided that allows fuel to move from the root side fuel tank 19 to the left collector tank TCL and restricts fuel movement in the reverse direction. Two flapper valves 20 between the wing tip side fuel tank 17 and the central fuel tank 18 that allow fuel to move from the wing tip side fuel tank 17 to the central fuel tank 18 and restrict the movement of fuel in the reverse direction. , 20 is provided, and the movement of fuel from the central fuel tank 18 to the blade root side fuel tank 19 is allowed between the central fuel tank 18 and the blade root side fuel tank 19 to restrict the movement of fuel in the reverse direction. Two flapper valves 21 and 21 are provided.
[0013]
A fuel supply passage 22 extending in the span direction from the front section 13a of the central wing fuel tank TC reaches the wing end side fuel tank 17 of the left wing fuel tank TL, and a fuel supply pump 23 comprising a centrifugal pump is provided at the entrance thereof. A check valve 24 is provided in the middle of the check valve 24. The check valve 24 restricts the movement of the fuel in the reverse direction by allowing the movement of the fuel from the central wing fuel tank TC to the wing tip side fuel tank 17. The left collector tank TCL and the engine E are connected by a fuel supply passage 25. A main pump 26 including a jet pump is provided at the upstream end of the fuel supply passage 25, and a check valve 27 and a shutoff valve 29 are provided downstream thereof. And an engine pump 30 comprising a gear pump is provided. A fuel return passage 31 extending from the engine pump 30 is connected to the main pump 26 via a shutoff valve 32. A sub pump 33 made of a centrifugal pump disposed in the left collector tank TCL is connected to the fuel supply passage 25. The fuel supply passages 25, 25 of the left and right main wings WL, WR are connected to each other by a communication passage 34 having a shut-off valve 44.
[0014]
A wing tip side fuel tank 35, a central fuel pump 36 and a wing root side fuel pump 37, which are jet pumps, are respectively added to the wing tip side fuel tank 17, the central fuel tank 18 and the wing root side fuel tank 19 of the left wing fuel tank TL. Be placed. A fuel return passage 38 that branches from the fuel supply passage 25 is connected to the blade tip side fuel pump 35, the central fuel pump 36, and the blade root side fuel pump 37, and the blade tip side fuel pump 35, the central fuel pump 36, and the blade root side fuel pump. A pump 37 is connected to the left collector tank TCL through fuel transfer passages 39, 40 and 41. The blade tip side fuel pump 35 and the central fuel pump 36 are preferably arranged at positions near the blade tips of the blade tip side fuel tank 17 and the central fuel tank 18, and the blade root side fuel pump 37 is preferably a blade root side fuel. It is arranged at a position near the blade root of the tank 19.
[0015]
Next, the structure of the fuel tank vent system will be described with reference to FIGS. Since the vent system of the left main wing WL and the vent system of the right main wing WR have substantially the same structure, the structure of the vent system of the left main wing WL will be mainly described below.
[0016]
The upper space of the fuselage fuel tank TF communicates with the atmosphere via float valves 51 and 51 and vent lines 52 and 52. The upper space of the compartment 13a on the front side of the central wing fuel tank TC communicates with the atmosphere via a vacuum relief valve 53 and a pressure relief valve 54 which are check valves. The upper space of the fuselage fuel tank TF and the upper space of the rear section 13b of the central wing fuel tank TC communicate with each other via a pair of tank interconnection lines 55, 55.
[0017]
An inter-tank interconnection line 56 is arranged in the left main wing WL in the span direction, and the communication port 56a at the inner end thereof opens into the upper space of the front section 13a of the central wing fuel tank TC, and at the outer end thereof. The communication port 56b opens into an upper space of the blade tip side fuel tank 17 of the left wing fuel tank TL. A vent line 57 is disposed in the span direction in the left wing fuel tank TL. A float valve 58 located in the upper space of the blade root side fuel tank 19 is disposed at the inner end thereof, and the wing tip is disposed at the outer end thereof. A float valve 59 located in the upper space of the side fuel tank 17 is disposed. A branch line 60 branched from a vent line 57 near the wing tip side float valve 59 communicates with an air scoop 62 provided on the lower surface of the left main wing WL via a frame arrester 61 for preventing a fire due to a lightning strike.
[0018]
The inside of the fuel tank TL in the left wing is partitioned by a plurality of partition walls 63a to 63g that form ribs of the left main wing WL and extend in the cord direction and juxtaposed in the span direction. The vent lines 57 pass through the partition walls 63b to 63f excluding the partition wall 63a on the most wing end side, through the partition walls 63b to 63g except for the partition wall 63a on the end side. Between the adjacent partition walls 63a to 63g, access panels 64a to 64f for opening and closing an access hole provided on the lower surface of the left main wing WL for assembly and maintenance of the fuel supply system and the vent system are provided. A circular access hole 65 is provided in a partition wall 63a on the most blade end side arranged in a direction substantially perpendicular to the blade surface, and this access hole 65 is opened and closed by an access panel 67 attached and detached by bolts 66. The
[0019]
The vent line 57 is formed by integrally connecting eight pipe members 57a to 57h by joints 68, and is fixed inside the left wing fuel tank TL by a clamp (not shown). Of the eight pipe members 57a to 57h, the pipe members 57a and 57h at both ends are bent, but the inner six pipe members 57b to 57g are connected in a straight line. The access hole 65 provided in the partition wall 63a closest to the blade tip is located on the axis L of the six pipe members 57b to 57g connected in a straight line.
[0020]
Next, the operation of the embodiment of the present invention having the above configuration will be described.
[0021]
The fuel supplied from the fuel supply port 12 fills the four compartments 11a to 11d of the fuselage fuel tank TF, passes through the communication passages 14 and 14 and the flapper valves 15 and 15, and the compartment on the rear side of the central wing fuel tank TC. It flows into 13b and then flows into the front section 13a through the flapper valve 16. The fuel in the front section 13a of the central wing fuel tank TC is supplied by the fuel supply pump 23 to the wing end side fuel tank 17 of the left wing fuel tank TL via the check valve 24 of the fuel supply passage 22 and from there. The fuel is supplied to the central fuel tank 18 via the valves 20, 20, further supplied to the blade root side fuel tank 19 via the flapper valves 21, 21, and from there to the left collector tank TCL via the flapper valve 45. And all the fuel tanks are filled with fuel.
[0022]
The refueling pump 23 operates not only when the fuel is first supplied to the left wing fuel tank TL but also when the engine E consumes the fuel in the left wing fuel tank TL. Specifically, when the float switch 42 provided in the blade root side fuel tank 19 at the lowest position in the left wing fuel tank TL is turned off, the fuel supply pump 23 is operated and fuel is supplied to the wing end side fuel tank 17. When the float switch 43 provided to the blade tip side fuel tank 17 at the highest position is turned off, the fuel supply pump 23 stops its operation and stops supplying fuel.
[0023]
The fuel in the blade tip side fuel tank 17, the central fuel tank 18 and the blade root side fuel tank 19 of the left wing fuel tank TL is supplied to the fuel transfer passage by the blade tip side fuel pump 35, the central fuel pump 36 and the blade root side fuel pump 37. It is supplied to the left collector tank TCL via 39, 40, 41. The fuel in the left collector tank TCL is pumped to the fuel supply passage 25 by the main pump 26 and is supplied to the engine E via the check valve 27, the shutoff valve 29 and the engine pump 30. The engine pump 30 supplies a predetermined amount of fuel to the engine E at a predetermined pressure, and surplus fuel is returned to the main pump 26 via the fuel return passage 31 to operate the main pump 26 composed of a jet pump. . Part of the fuel discharged from the main pump 26 is supplied to the blade tip side fuel pump 35, the central fuel pump 36, and the blade root side fuel pump 37 via the fuel return passage 38 branched from the fuel supply passage 25, and the jet pump The blade tip side fuel pump 35, the central fuel pump 36, and the blade root side fuel pump 37 are operated.
[0024]
It should be noted that the sub-pump 33 is activated when the engine E in which the engine pump 30 is not yet operated is started or when the main pump 26 is out of order, thereby supplying fuel to the engine E and supply of operating fuel. When one of the fuel supply systems of the left and right main wings WL, WR fails, the fuel supply system is opened by opening the shutoff valve 44 provided in the communication passage 34 connecting the left and right fuel supply passages 25, 25. Fuel can be supplied to the engine E on the failed side.
[0025]
When fuel is supplied to the fuselage fuel tank TF, the central wing fuel tank TC, the left wing fuel tank TL, and the right wing fuel tank TR, the air pushed out by the fuel from the left wing fuel tank TL and the right wing fuel tank TR is Float valves 58, 58; 59, 59 are opened to the atmosphere through vent lines 57, 57, branch lines 60, 60 and air scoops 62, 62, and the fuselage fuel tank TF and the central wing fuel tank are discharged. The air pushed out by the fuel from the TC is discharged to the atmosphere from the opened float valves 51 and 51 through the vent lines 52 and 52.
[0026]
When the fuel in the fuselage fuel tank TF, the central wing fuel tank TC, the left wing fuel tank TL, and the right wing fuel tank TR decreases due to the operation of the engines E and E, the air taken from the air scoops 62 and 62 is branched. 60, 60, vent lines 57, 57 and opened float valves 58, 58; 59, 59, are supplied to the left wing fuel tank TL and right wing fuel tank TR, and the vent lines 52, 52 and opened float are provided. It is supplied to the fuselage fuel tank TF and the central wing fuel tank TC via the valves 51, 51, and negative pressure is prevented from being generated in the fuel tank. When the fuel level in the fuel tank increases, the float valves 51, 51; 58, 58; 59, 59 are closed to prevent the fuel from flowing out from the vent lines 52, 52; 57, 57.
[0027]
The pressure imbalance generated in the fuselage fuel tank TF, the central wing fuel tank TC, the left wing fuel tank TL, and the right wing fuel tank TR during fuel supply or operation of the engines E and E is caused by the interconnection between the tanks. Compensation is provided by air flowing back and forth through lines 55, 55; When an excessively low pressure or an excessively high pressure occurs for some reason, the vacuum relief valve 53 or the pressure relief valve 54 is opened to prevent the fuel tank from being damaged.
[0028]
Now, when assembling the vent line 57 in the left main wing WL, among the eight pipe members 57a to 57h constituting the vent line 57, the inner six pipe members 57b to 57g aligned in a straight line are jointed in advance. Are combined and assembled, and inserted through an access hole 65 provided in the partition wall 63a closest to the blade tip to penetrate the partition walls 63b to 63f. Subsequently, the wing tip side pipe material 57a inserted from the opening from which the access panel 64a is removed and the branch line 60 are assembled to the adjacent pipe material 57b, and the blade fuel side pipe material inserted from the opening from which the access panel 64f is removed. 57h is assembled to the adjacent pipe material 57g. Further, the vent line 57 is fixed to the left-wing fuel tank TL through the opening from which the access panels 64a to 64f are removed. Finally, the access panels 64a to 64f on the lower surface of the wing are fixed, the access panel 67 of the partition wall 63a on the wing tip side is fixed, and the wing tip member 69 is fixed to the outer side to complete the assembly of the vent line 57. .
[0029]
As described above, the six pipe members 57b to 57g constituting the straight portion of the long vent line 57 are assembled in advance, and inserted and assembled from the access hole 65 at the wing tip. ~ 57g is significantly improved in comparison with the case where the access panels 64a to 64f on the lower surface of the blade are assembled through the opening, and the reliability of the seal at the joint is improved by the improvement of the workability and the occurrence of air leakage. Is prevented. Furthermore, since the access panels 64a to 64f on the lower surface of the wing can be downsized and the number thereof can be reduced, it is possible to contribute to weight reduction and air resistance reduction.
[0030]
Although the embodiments of the present invention have been described above, various design changes can be made without departing from the scope of the present invention.
[0031]
For example, in the embodiment, the vent line 57 is illustrated as an in-blade pipe, but the present invention can be applied to any in-blade pipe such as a vent-tank interconnection line of a vent system or a fuel passage of a fuel supply system. I can .
[0032]
【The invention's effect】
According to the invention described in claim 1 as described above, most blades arranged in a substantially vertical direction in advance ala pipe integrated plurality of pipe members to one linearly at the joint relative to the wing surface Since it is inserted in the span direction from the access hole provided in the partition wall on the end side and fixed in place, it becomes possible to greatly improve workability by reducing the work of joining the divided pipes inside the main wing. In addition, by improving the workability, the reliability of the in-blade piping can be improved and the occurrence of fuel leakage and air leakage can be prevented. In addition, since the access holes provided on the blade surface can be reduced in size and number, the weight can be reduced and the air resistance can be reduced.
[Brief description of the drawings]
1 is a diagram showing a fuel supply system to an airplane engine. FIG. 2 is an enlarged view of part 2 in FIG. 1. FIG. 3 is a diagram showing a vent system of an airplane fuel tank. FIG. 5 is an enlarged cross-sectional view taken along line 5-5 in FIG.
57 Vent line (in-wing piping)
57b to 57g Pipe material 63a Partition wall 63b to 63f on the most wing tip side Partition wall 64a to 63f Access panel 65 Access hole
68 joint WL left main wing (main wing)
WR Right wing (main wing)

Claims

A plurality of partition panels (63b to 63f) extending in the cord direction and juxtaposed in the span direction, and a plurality of access panels (64a to 64a) covering a plurality of access holes formed on the blade surface between adjacent partition walls (63b to 63f) 64f), and a wing pipe (57) extending in the span direction through the partition walls (63b to 63f) inside the main wing (WL, WR) of the airplane comprising:
Advance a plurality of pipe materials and pipe vanes integral at one linearly at (57B～57g) joint (68) (57), the most tip side of the partition wall that is disposed in a direction substantially perpendicular to the blade surface (63a) A method for assembling a pipe in a wing of an airplane, which is inserted into an access hole (65) provided in (63a) in a span direction and fixed at a predetermined position.